基于SADRC的四旋翼飞行器姿态解耦控制方法

针对线性自抗扰(Linear Active Disturbance Rejection Control,LADRC)在四旋翼飞行器姿态控制中存在初始状态误差较大时可能产生"峰值"现象的问题,提出了一种基于线性/非线性自抗扰切换控制(Switch in linearnonlinear Active Disturbance Rejection Control,SADRC)四旋翼飞行器控制方法。以实验室现有的3-DOF四旋翼飞行器平台为研究对象,建立了其姿态的数学模型,引入SADRC对其基本原理进行了介绍;基于SADRC设计了四旋翼飞行器姿态解耦控制器,并对系统单通道的稳定性进行了分析;对控制方法进行了实验验证。结果表明,SADRC控制器可有效避免LADRC控制器因为初始状态误差引起的"峰值"问题,抗干扰性能进一步提高。     

珠海航展：中国亮出防卫“利剑”

弹指一挥间，中国珠海航空航天博览会已走过了六届十二年的历程。12年来，珠海航展从无到有，从小到大，目前已发展成为国内最大且在国际上有较大影响力的航空航天盛会。尤其是今年11月4日开幕的第7届珠海航展，不仅在参展规模和参展飞行器数量两方面大大超过往届，创下历史新高，而且中国空军主力机种的集体亮相和大量先进武器装备的纷纷登场，更是引起了海内外的广泛关注，成为一探中国自主防卫力量的绝佳舞台。     

一类飞行器载荷设计的三分段方法研究与应用

为有效解决传统载荷设计方法中存在的诸多不足，提出一种适用于一类飞行器载荷设计的三分段法，即分段刚度、分段质量和分段气动。该方法能够很好地逼近飞行器的真实质量分布和气动载荷分布。针对简化飞行器，分别利用三分段法、理论计算法和质量分站法计算其模态参数和截面载荷。结果表明，三分段法和理论计算法在模型参数、计算原理上是一致的，基本可以认为是一种方法，因而它们的模态参数和截面载荷完全吻合；质量分站法所得左、右截面载荷不一致，且相差很大，还不符合真实载荷情况。总之，采用三分段法能够得到较为真实、合理的飞行器截面载荷分布，且工程应用简便,方法合理、可信，同时还可以在很大程度上降低飞行器载荷设计和结构设计的难度。     

火箭-双燃烧室冲压组合循环发动机概念研究

临近空间高超声速飞行器近年来获得了广泛关注,本文提出一种以基于火箭发动机和双燃烧室冲压发动机的多模态火箭-双燃烧室冲压组合循环发动机作为飞行器的动力系统,并进行了性能分析研究。该飞行器在海拔10 km左右高度以0.8马赫的速度投放,在重力和发动机推力的联合作用下,能够在海拔5～8 km处加速到2马赫;然后加速爬升进入临近空间,发动机工作在引射亚燃或者双燃烧室亚燃模态下。可以根据实际选择高推重比、较低推进剂比冲效率的引射亚燃模态,或是较低推重比、高推进剂比冲效率的双燃烧室亚燃模态。最终飞行器加速到6马赫(26 km),进入双燃室超燃模态。针对空中发射模式和地面发射模式进行了轨道优化,仿真结果表明:在加速爬升到6马赫(26 km)的过程中,空中发射模式相比较地面发射模式可以节省37%的推进剂;空中发射模式存在一个负的最优初始飞行角度使得剩余质量与初始质量的比值达到最大。     

ACO-ELM与CFSFDP结合的机载动力系统参数估计北大核心

针对机载动力系统测试数据的不确定性,求解参数实时性差的问题,提出了基于快速寻找密度极点聚类与蚁群极限学习机的机载动力系统的参数估计方法。首先利用基于寻找密度极点的聚类算法对全工况范围内的测试数据进行聚类,然后在每一个子类中用极限学习机设计了子参数估计器,并用蚁群算法寻找极限学习机的最优隐层神经元数目。训练与测试表明,参数估计测试相对误差明显优于传统的RBF神经网络方法,且参数估计时间能够满足机载在线实时状态评估的需求,该方法可应用到其他不可测参数的估计。     

评估飞控系统的风洞虚拟飞行试验系统与关键技术

为向开展具体的风洞虚拟飞行试验技术提供引导,针对应用于飞控系统评估的风洞虚拟飞行试验系统及关键技术进行了分析。基于传统意义上的飞控系统评估方法的不足,分析风洞虚拟飞行试验应用于飞控系统评估的优势;按飞控系统常用的姿态控制回路及制导控制回路的组成形式,介绍风洞虚拟飞行试验系统方案与工作原理,详细分析它与半实物仿真系统的差异;分析风洞虚拟飞行试验应用于飞控系统评估需解决的关键技术问题,包括风洞虚拟飞行试验评估方法、飞行器模型设计技术、飞控系统改进技术及模型支撑技术。     

飞行器雷达成象系统中的信号处理算法

引 言 飞行器雷达成象系统的基本任务是获取观测反射能力的估计G(r_0)(r_0确定目标单元的坐标)。当由飞行器的雷达反射信号获得这一估计时,数学运算的内容和顺序就决定了处理的算法。算法的结构与各种因素有关,其中主要因素是相对于雷达和飞行器的运行特性、雷达结构、要求的分辨率以及探测信号的形式和参数等等。     

面向飞行器电磁散射特征诊断的近场频域成像算法

无人机在结构样式和材料构成方面具有的灵活性使得其相比有人机具有更大的隐身性能优化空间,在室内或者室外开展近场成像变得迫切。结合飞行器转台成像几何模型建立了近场转台成像通用信号模型,提出了一种面向飞行器电磁散射特征诊断的近场频域成像算法,在子孔径成像设置约束下,近似将斜距平面频谱按照水平面频谱处理;分析了该算法适用的条件,并围绕典型近场成像几何和飞行器尺寸生成仿真数据,在0.6～35 GHz范围内选择典型波段完成近场成像,良好的成像结果证实了理论分析与所提算法的正确性。     

甲虫后翅及其FWMAV可折叠翼仿生研究

对将甲虫后翅的研究应用于FWMAV仿生可折叠翼研制的前沿交叉领域进行了综合评述,并对其未来研究进行了展望。首先分析了甲虫后翅结构及其材料力学性能;其次讨论了后翅结构对其静力学和动力学性能的影响;然后概括了基于甲虫后翅建立的仿生翼及其力学特性研究现状;最后对仿生可折叠翼力学性能的研究做出了总结并对其重点研究方向给出建议。综述表明:甲虫后翅的不同单元具有各异的力学性能,其不同结构可影响静力学和动力学特性;依据后翅制造的可折叠柔性翼具有明显的尺寸优势,既有助于双翼产生高升力,又可抵抗部分耦合冲击以提高飞行稳定性。未来以甲虫后翅为仿生原型研制适用于FWMAV的可折叠柔性翼,应着眼于柔性翼骨架结构和机翼翼膜材料属性的各向异性,以期制造出可折叠、易扭转、高弹性的微飞行器机翼。     

突风扰动下的扑翼气动功耗和效率变化

针对突风对扑翼飞行器气动性能的影响,开展了前向、侧向和竖直方向突风中扑翼的气动功耗和效率变化研究。首先基于简化的生物翅几何和运动模型,构建了不同方向、强度的突风模型。之后采用计算流体力学方法获得了突风方向及强度对扑翼气动力、功耗及效率的影响。最终结果表明,在所研究的突风强度范围内,前向突风引起的扑翼瞬时气动功耗增幅可达33%,但突风对扑翼平均气动功耗和效率的影响不大;从翼根到翼尖的侧向突风相比反方向的侧向突风所引起的气动功耗增加和气动效率降低更加明显;向下的突风尽管能够降低扑翼的气动功耗,但也同时降低了扑翼的气动效率。此外,突风对扑翼平均气动功耗的影响可以用与突风方向相同、大小等于突风平均速度的定常来流进行模拟,它们对扑翼平均气动功耗的影响是相近的。